CN115610705A - 一种定制化保持环约束下控制量自动计算方法 - Google Patents
一种定制化保持环约束下控制量自动计算方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN115610705A CN115610705A CN202211284706.6A CN202211284706A CN115610705A CN 115610705 A CN115610705 A CN 115610705A CN 202211284706 A CN202211284706 A CN 202211284706A CN 115610705 A CN115610705 A CN 115610705A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- spacecraft
- control quantity
- interval
- track
- coarse screening
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 title claims abstract description 69
- 238000012216 screening Methods 0.000 claims abstract description 75
- 238000000034 method Methods 0.000 claims abstract description 37
- 238000013016 damping Methods 0.000 claims abstract description 32
- 238000005457 optimization Methods 0.000 claims abstract description 13
- 238000012886 linear function Methods 0.000 claims description 2
- 238000011217 control strategy Methods 0.000 abstract description 4
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 3
- 230000001360 synchronised effect Effects 0.000 description 3
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 2
- 102100031974 CMP-N-acetylneuraminate-beta-galactosamide-alpha-2,3-sialyltransferase 4 Human genes 0.000 description 1
- 101000703754 Homo sapiens CMP-N-acetylneuraminate-beta-galactosamide-alpha-2,3-sialyltransferase 4 Proteins 0.000 description 1
- 101710140501 Sulfate adenylyltransferase subunit 2 1 Proteins 0.000 description 1
- 101710173681 Sulfate adenylyltransferase subunit 2 2 Proteins 0.000 description 1
- 102100030100 Sulfate anion transporter 1 Human genes 0.000 description 1
- 101710144481 Sulfate anion transporter 1 Proteins 0.000 description 1
- 230000006978 adaptation Effects 0.000 description 1
- 238000004458 analytical method Methods 0.000 description 1
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 238000013461 design Methods 0.000 description 1
- BTWUORFYKAZQHW-UHFFFAOYSA-L disodium;2-hydroxy-3-[4-[4-[(2-hydroxy-3-sulfonatopropyl)amino]-3-methylphenyl]-2-methylanilino]propane-1-sulfonate Chemical compound [Na+].[Na+].C1=C(NCC(O)CS([O-])(=O)=O)C(C)=CC(C=2C=C(C)C(NCC(O)CS([O-])(=O)=O)=CC=2)=C1 BTWUORFYKAZQHW-UHFFFAOYSA-L 0.000 description 1
- 238000003786 synthesis reaction Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
- B64G1/242—Orbits and trajectories
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
- B64G1/244—Spacecraft control systems
- B64G1/247—Advanced control concepts for autonomous, robotic spacecraft, e.g. by using artificial intelligence, neural networks or autonomous agents
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Health & Medical Sciences (AREA)
- Artificial Intelligence (AREA)
- Evolutionary Computation (AREA)
- General Health & Medical Sciences (AREA)
- Medical Informatics (AREA)
- Robotics (AREA)
- Navigation (AREA)
Abstract
本公开是关于一种定制化保持环约束下控制量自动计算方法。该方法包括：确定航天器轨道保持环的西边界值，并计算航天器轨道半长轴的控制量初始值；将预设时间内的精密星历数据作为伪观测数据，对航天器轨道进行改进，得到修正后的平均大气阻尼系数；根据航天器回归特性建立轨迹环参考基准序列；根据修正后的平均大气阻尼系数以及航天器在惯性参考系下的状态运动方程对航天器进行轨迹预报，并判断是否进入区间粗筛计算阶段；若进入区间粗筛计算阶段，则确定出航天器轨道半长轴的控制量粗筛区间；基于控制量粗筛区间，进行迭代寻优航天器轨道半长轴的最优控制量。本公开可以自动给出满足轨迹网西边界到达指定范围的控制策略。
Description
技术领域
本公开涉及航天测量与控制技术领域，尤其涉及一种定制化保持环约束下控制量自动计算方法。
背景技术
低轨对地观测航天器通常采用太阳同步回归轨道，在发射入轨前会根据载荷性能选择周期性覆盖天数、覆盖圈数、星下点靶标点、升降轨计算方式等，由于观测任务的需要，此类航天器对星下点轨迹有严格要求。在轨实际运行中，由于受到大气阻力、地球非球形、太阳光压等摄动影响，航天器的轨迹会偏离设计值，需要定期进行轨迹网保持控制，使轨迹漂移偏差保持在要求的范围内。
相关技术中，常采用基于轨道半长轴偏置的星下点轨迹保持方法，使星下点轨迹与标称轨迹的偏差呈抛物线形变化，达到减少维持次数的目的，偏置量的选取通常由计算人员反复试算完成。通常以平均根数为基础对轨道周期变率预估，采用解析表达式计算半长轴偏置量，此方法难以分离平根数计算误差，与航天器的实际位置、速度均有差异，特别是在轨迹保持环较窄的情况下，偏置量确定比较困难。此外，轨迹网控制量的选取通常以人工试算为主，通过解析表达式计算半长轴偏置量，结合历史控制记录，反复试算，直到满足要求。此方法对控制岗位人员经验要求较高，因为解析法粗略考虑了大气阻力摄动的影响，未综合考虑太阳引力摄动(轨道倾角变化率)、空间环境变化等情况，与实际轨迹情况偏差较大，需要多次试算，耗时较长。随着在轨航天器数量越来越多，对当前以人工试算为主的模式提出了严峻挑战，需要研究轨迹网保持策略自动计算方法，以适应未来大数量航天器的管理要求。
因此，有必要提供一种新的技术方案改善上述方案中存在的一个或者多个问题。
需要说明的是，在上述背景技术部分公开的信息仅用于加强对本公开的背景的理解，因此可以包括不构成对本领域普通技术人员已知的现有技术的信息。
发明内容
本公开的目的在于提供一种定制化保持环约束下控制量自动计算方法，进而至少在一定程度上克服由于相关技术的限制和缺陷而导致的一个或者多个问题。
根据本公开实施例的第一方面，提供一种定制化保持环约束下控制量自动计算方法，该方法包括：
确定航天器轨道保持环的西边界值，并计算航天器轨道半长轴的控制量初始值；
将预设时间内的精密星历数据作为伪观测数据，对航天器轨道进行改进，得到修正后的平均大气阻尼系数；
根据航天器回归特性建立轨迹环参考基准序列；其中，所述回归特性包括回归天数和回归圈数，所述轨迹环参考基准序列包括：时间和经度；
根据修正后的大气阻尼系数以及航天器在惯性参考系下的状态运动方程对所述航天器进行轨迹预报，并判断是否进入区间粗筛计算阶段；
若进入所述区间粗筛计算阶段，则确定出航天器轨道半长轴的控制量粗筛区间；
基于所述控制量粗筛区间，进行迭代寻优航天器轨道半长轴的最优控制量。
本公开的实施例中，所述航天器轨道半长轴的控制量初始值为：
其中，Δa为航天器轨道半长轴的控制量初始值，λf为航天器轨道保持环的西边界值，a为航天器轨道半长轴，
为航天器轨道半长轴平均衰减值，Re为地球半径，π为圆周率。
本公开的实施例中，所述航天器在惯性参考系下的状态运动方程为：
其中，X为待改进的n维状态向量，且所述状态向量由航天器位置、速度、大气阻尼系数和动力学模型参数构成，t为航天器的运动时间，F为状态向量X的n维非线性函数，t0为航天器初始状态的运动时间，X0为状态向量在t0时刻的值；
所述实际观测量为：
其中，ti为航天器运动的某时刻，Xi为ti时刻航天器的状态向量，Yi为ti时的实际观测量，G(Xi,ti)为观测向量的n维非线性函数，
为由初始状态X0出发，在状态运动方程下计算的ti时的计算观测量，εi为随机噪声。
本公开的实施例中，所述轨迹环参考基准序列中的时间和经度分别为：
其中，D为回归天数，t1为航天器第一圈过标称靶标点时间，λ0为轨迹靶标点，λ1为航天器第一圈过标称靶标点经度，J2常数，cosi为轨道倾角，ΔL为回归周期内连续两轨之间的角距，
为相邻两轨之间的角距，T为轨道运动的交点周期。
本公开的实施例中，所述根据大气阻尼系数及轨迹环参考基准序列对航天器进行轨迹预报，并判断是否进入区间粗筛计算阶段的步骤中包括：
根据修订后的大气阻尼系数预报航天器的位置，并将该位置转化为星下点，并根据轨迹环参考基准序列计算启控时刻星下点的轨迹经度偏差λ1，若所述轨迹经度偏差大于目标轨迹环经度，则进入区间粗筛计算阶段。
本公开的实施例中，所述若进入所述区间粗筛计算阶段，则确定出航天器轨道半长轴的控制量区间粗筛的步骤中包括：
以时间为自变量、轨迹经度偏差为变量进行数据拟合，若轨迹经度偏差满足拟合函数，则计算拟合函数最小值。
本公开的实施例中，所述若进入所述区间粗筛计算阶段，则确定出航天器轨道半长轴的控制量区间粗筛的步骤中还包括：
若Δλ1-kλf＞0，则Δa1＝2Δa0，迭代预报轨迹环，直到(Δθi+1-kλf)(Δλi-kλf)＜0，则控制量粗筛区间计算结束，控制量粗筛区间为[Δai,Δai+1]，其中，Δλ1为拟合函数最小值，Δa1为第1次迭代半长轴控制量，Δλi为第i次计算的拟合函数最小值，Δλi+1为第i+1次计算的拟合函数最小值，Δai为第i次迭代半长轴控制量，Δai+1为第i+1次迭代半长轴控制量，kλf为目标轨迹环经度，k为定制化系数。
本公开的实施例中，所述若进入所述区间粗筛计算阶段，则确定出航天器轨道半长轴的控制量区间粗筛的步骤中还包括：若Δλ1-kλf＜0，则Δa1＝0.5Δa0，迭代预报轨迹环，直到(Δλi+1-kλf)(Δλi-kλf)＜0，则控制量粗筛区间计算结束，控制量粗筛区间为[Δai,Δai+1]。
本公开的实施例中，所述基于所述控制量计算区间，进行迭代寻优航天器轨道半长轴的最优控制量的步骤中包括：
将控制量粗筛区间[Δai,Δai+1]作为初始门限，以[Δai,(Δai+1-Δai)/2]为控制量进行轨迹预报，计算轨迹经度偏差极值点Δλ1′，根据所述轨迹经度偏差极值点调整控制量粗筛区间。
本公开的实施例中，所述基于所述控制量计算区间，进行迭代寻优航天器轨道半长轴的最优控制量的步骤中还包括：
若Δλ1′-kλf＞0，则将控制量门限缩小至[(Δai+1-Δai)/2,Δai+1]；
若Δλ1′-kλf＜0，则将控制量门限缩小至[Δai,(Δai+1-Δai)/2]，并给定误差门限ε，迭代计算搜索，直到abs(Δλi′-kλf)＜ε时，停止计算，得到最优控制量Δaopm，其中，abs是绝对值的意思，Δλi′为进入自动寻优后第i次迭代计算的函数极值。
本公开的实施例提供的技术方案可以包括以下有益效果：
本公开的一种实施例中，通过上述方法，以航天器历史精密星历作为伪观测数据，得到实际观测量和计算观测量，从而得到观测残差，基于观测残差计算航天器的最佳初始状态向量，反演得到修正后的平均大气阻尼参数，并根据航天器回归特性建立轨迹环参考基准序列，基于修正后的平均大气阻尼参数及状态运动方程用于轨迹网预报中，以提升预报精度；并判断是否进入区间粗筛计算阶段，得到控制量粗筛区间，进行迭代寻优最优控制量，自动给出满足轨迹网西边界到达指定范围的控制策略。
应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性和解释性的，并不能限制本公开。
附图说明
此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本公开的实施例，并与说明书一起用于解释本公开的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本公开的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1示意性示出本公开示例性实施例中定制化保持环约束下控制量自动计算方法的步骤流程图；
图2示意性示出本公开示例性实施例中三颗卫星的控制量自动迭代收敛过程；
图3示意性示出本公开示例性实施例中三颗卫星的轨迹偏差自动迭代收敛过程。
具体实施方式
现在将参考附图更全面地描述示例实施方式。然而，示例实施方式能够以多种形式实施，且不应被理解为限于在此阐述的范例；相反，提供这些实施方式使得本公开将更加全面和完整，并将示例实施方式的构思全面地传达给本领域的技术人员。所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施方式中。
本示例实施方式中提供了一种定制化保持环约束下控制量自动计算方法。参考图1中所示，该方法可以包括：
步骤S101：确定航天器轨道保持环的西边界值，并计算航天器轨道半长轴的控制量初始值；
步骤S102：将预设时间内的精密星历数据作为伪观测数据，对航天器轨道进行改进，得到修正后的平均大气阻尼系数；
步骤S103：根据航天器回归特性建立轨迹环参考基准序列；其中，所述回归特性包括回归天数和回归圈数，所述轨迹环参考基准序列包括：参考时间和经度；
步骤S104：根据修正后的平均大气阻尼系数以及航天器在惯性参考系下的状态运动方程对所述航天器进行轨迹预报，并判断是否进入区间粗筛计算阶段；
步骤S105：若进入所述区间粗筛计算阶段，则确定出航天器轨道半长轴的控制量粗筛区间；
步骤S106：基于所述控制量粗筛区间，进行迭代寻优航天器轨道半长轴的最优控制量。
通过上述方法，以航天器历史精密星历作为伪观测数据，得到实际观测量和计算观测量，从而得到观测残差，基于观测残差计算航天器的最佳初始状态向量，反演得到修正后的平均大气阻尼参数，并根据航天器回归特性建立轨迹环参考基准序列，基于修正后的平均大气阻尼参数及状态运动方程用于轨迹网预报中，以提升预报精度；并判断是否进入区间粗筛计算阶段，得到控制量粗筛区间，进行迭代寻优最优控制量，自动给出满足轨迹网西边界到达指定范围的控制策略。
下面，将参考图1对本示例实施方式中的上述方法的各个步骤进行更详细的说明。
在步骤S101中，确定航天器轨道保持环的西边界值，并计算航天器轨道半长轴的控制量初始值。具体的，为控制地面轨迹的漂移，航天器轨道半长轴的控制量的调整量及调整的时间间隔与允许的漂移范围有关。设定航天器轨道保持环的西边界值，将轨迹控制在标称轨迹东西各保持环西边界值的范围内，那么允许的总漂移量为2倍的保持环西边界值。基于平根数的解析模型中，则所述航天器轨道半长轴的控制量初始值为：
其中，Δa为航天器轨道半长轴的控制量初始值，λf为航天器轨道保持环的西边界值，a为航天器轨道半长轴，
为航天器轨道半长轴平均衰减值，Re为地球半径，π为圆周率。具体的，航天器轨道半长轴的控制量初始值也为每次对航天器轨道半长轴的调整量。
在步骤S102中，将预设时间内的精密星历数据作为伪观测数据，对航天器轨道进行改进，得到修正后的平均大气阻尼系数。具体的，将预设时间内的精密星历数据作为伪观测数据，得到航天器的实际观测量和计算观测量，并基于所述实际观测量和所述计算观测量得到观测残差，基于所述观测残差计算航天器的最佳初始状态向量，反演得到修正后的平均大气阻尼参数；其中，航天器的最佳状态向量由航天器位置、速度、修正后的平均大气阻尼系数和动力学模型参数构成。其中，将航天器一段时间内的精密星历数据作为伪观测数据，采用批处理最小二乘方法确定航天器的状态向量。状态向量的分量包括航天器的位置、速度、大气阻尼系数、力学模型和测量模型参数。将航天器的动力学方程积分，从一个参考历元开始到每一个观测时刻，产生预报观测量。由于预报观测量和实际观测量的不同，从而产生观测残差。在最小二乘意义下，调整航天器的状态向量的分量，使观测残差极小化。
在一个实施例中，航天器在惯性参考系下的状态运动方程为：
式中，X为待改进的n维状态向量，由航天器位置、速度、大气阻尼系数和一些动力学模型参数构成。F为状态向量X的n维非线性函数。X0为状态向量在t0时刻的值。
观测量是状态量的非线性函数，用下式表示：
式中，Yi为ti时的实际观测量(记为O)，
为由初始状态X0出发，在摄动模型下计算的ti时的计算观测量(记为C)。ε为随机噪声。实际上由于初始状态X0不准，计算观测量与实际观测量不相符，实际观测量与计算观测量会存在观测残差(O-C)。通过一定弧段的航天器伪观测数据(航天器精密星历)，以加权的观测残差的平方和最小为指标，求得最佳的初始状态量，反演得到修正后的大气阻尼参数，将其作为轨迹网预报的输入参数。
在步骤S103中，根据航天器回归特性建立轨迹环参考基准序列；其中，所述回归特性包括回归天数和回归圈数，所述轨迹环参考基准序列包括：时间和经度。
在一个实施例中，所述轨迹环参考基准序列中的时间和经度分别为：
其中，D为回归天数，t1′为航天器第一圈过标称靶标点时间，ti′为航天器第i圈过标称靶标点时间，λ0为轨迹靶标点，λ1为航天器第一圈过标称靶标点经度，J2为常数，cosi为轨道倾角，ΔL为回归周期内连续两轨之间的角距，
为相邻两轨之间的角距，T为轨道运动的交点周期。需要说明的是，当轨迹靶标点λ0和回归特性确定后，太阳同步回归轨道航天器每轨的参考经度可确定。假设相对于标称轨迹向西漂移为负，向东漂移为正，λ1为航天器第一圈过标称靶标点经度，t1′为航天器第一圈过标称靶标点时间，则得到第i圈后靶标点标称时间和经度。航天器每圈的星下点经度必落在两个标称参考经度之间，仅从当圈轨道计算数据难以判断出航天器真实的轨迹偏差，工程实践中，容易出现“跳轨”现象，计算出错误的轨迹偏差结果。采取建立标称轨迹环参考基准序列(ti′,λi)，在计算过程预报标称轨迹参考经度序列，星下点轨迹通过时间自动匹配标称参考经度，确定轨迹环与参考基准的偏差，避免跳轨现象。
还需要说明的是，轨迹环参考基准序列中的回归周期内连续两轨之间的角距ΔL和相邻两轨之间的角距
通过如下公式(5)、(6)、(7)得到。
在一个实施例中，太阳同步回归轨道星下点轨迹周期重复，由于星下点轨迹横移是地球自转、轨道节线进动和航天器轨道运行的合成，在一个轨道周期内，星下点在回归周期内连续两轨之间的角距ΔL为：
其中，T为轨道运动的交点周期，ωe为地球自转角速度,
为轨道面进动速率。
假设在D日内，航天器运行回归圈数N圈，则轨道星下点的西移量满足：
假设，相邻两轨之间的角距
为
联系公式(6)、(7)可知，回归周期内连续两轨之间的角距ΔL与相邻两轨之间的角距
的关系为，
在步骤S104中，根据修正后的平均大气阻尼系数以及航天器在惯性参考系下的状态运动方程对所述航天器进行轨迹预报，并判断是否进入区间粗筛计算阶段。
在一个实施例中，根据修订后的大气阻尼系数预报航天器的位置，并将该位置转化为星下点，并根据轨迹环参考基准序列计算启控时刻星下点的轨迹经度偏差，若所述轨迹经度偏差大于目标轨迹环经度，则进入区间粗筛计算阶段。具体的，基于航天器保持环西边界值λf，得到航天器保持环边界为[-λf,λf]，目标轨迹环经度为kλf，k为保持环定制化系数，根据轨迹环参考基准序列计算启控时刻星下点的轨迹经度偏差λ1，若λ1＞kλf，则判断航天器半长轴进入区间粗筛计算阶段，反之，提示轨迹环已超出预期西边界，运算结束。
在步骤S105中，若进入所述区间粗筛计算阶段，则确定出航天器轨道半长轴的控制量粗筛区间。
在一个实施例中，以时间为自变量、轨迹经度偏差为变量进行数据拟合，若轨迹经度偏差满足拟合函数，则计算拟合函数最小值。具体的，若轨迹偏差满足线性拟合f(x)＝mx+n，计算最小值f(x)min＝Δλ1；若轨迹偏差满足二次项拟合f(x)＝mx2+nx+l，计算极值点f(x)min＝Δλ1，其中，m、n、l分别为常数。
在一个实施例中，若Δλ1-kλf＞0，则Δa1＝2Δa0，迭代预报轨迹环，直到(Δλi+1-kλf)(Δλi-kλf)＜0，则控制量粗筛区间计算结束，控制量粗筛区间为[Δai,Δai+1]，其中，Δλ1为拟合函数最小值，Δa1为第1次迭代半长轴控制量，Δλi为第i次计算的拟合函数最小值，Δλi+1为第i+1次计算的拟合函数最小值，Δai为第i次迭代半长轴控制量，Δai+1为第i+1次迭代半长轴控制量，kλf为目标轨迹环经度，k为保持环定制化系数。具体的，若轨迹经度偏差满足的拟合函数最小值Δλ1大于目标轨迹环经度kλf，则以2倍的控制量初始值为控制量，进行迭代预报轨迹环，一直到(Δλi+1-kλf)(Δλi-kλf)＜0，则控制量粗筛区间计算结束，并确定出控制量粗筛区间为[Δai,Δai+1]
在一个实施例中，若Δλ1-kλf＜0，则Δa1＝0.5Δa0，迭代预报轨迹环，直到(Δλi+1-kλf)(Δλi-kλf)＜0，则控制量粗筛区间计算结束，控制量粗筛区间为[Δai,Δai+1]。具体的，若轨迹经度偏差满足的拟合函数最小值Δλ1小于目标轨迹环经度kλf，则以控制量初始值的一半为控制量，进行迭代预报轨迹环，一直到(Δλi+1-kλf)(Δλi-kλf)＜0，则控制量粗筛区间计算结束，并确定出控制量粗筛区间为[Δai,Δai+1]。
在步骤S106中，基于所述控制量粗筛区间，进行迭代寻优航天器轨道半长轴的最优控制量。
在一个实施例中，将控制量粗筛区间[Δai,Δai+1]作为初始门限，以[Δai,(Δai+1-Δai)/2]为控制量进行轨迹预报，计算轨迹经度偏差极值点Δλ1′，根据所述轨迹经度偏差极值点调整控制量粗筛区间。具体的，基于控制量粗筛区间，进行迭代寻优航天器轨道半长轴的最优控制量时，通过判断控制量粗筛区间中间值的函数值正负号，逐步对半缩小有限区间，直到区间缩小到允许误差范围之内，然后取区间中点为近似值。将控制量粗筛区间[Δai,Δai+1]作为初始门限，以[Δai,(Δai+1-Δai)/2]为控制量进行轨迹预报，计算轨迹经度偏差极值点Δλ1′，并根据轨迹经度偏差极值点与目标轨迹经度环的大小调整控制量粗筛区间。
在一个实施例中，若Δλ1′-kλf＞0，则将控制量门限缩小至[(Δai+1-Δai)/2,Δai+1]；
若Δλ1′-kλf＜0，则将控制量门限缩小至[Δai,(Δai+1-Δai)/2]，并给定误差门限ε，迭代计算搜索，直到abs(Δλi′-kλf)＜ε时，停止计算，得到最优控制量Δaopm，其中，abs是绝对值的意思，Δλi′为进入自动寻优后第i次迭代计算的函数极值。具体的，若轨迹经度偏差极值点Δλ1′大于目标轨迹经度环kλf，则将控制量门限缩小至[(Δai+1-Δai)/2,Δai+1]。若轨迹经度偏差极值点Δλ1′小于目标轨迹经度环kλf，则将控制量门限缩小至[Δai,(Δai+1-Δai)/2]，并基于给定的误差门限ε，进行迭代计算搜索，一直到abs(Δλi′-kλf)＜ε时，停止计算，得到最优控制量Δaopm。
通过上述方法，以航天器历史精密星历作为伪观测数据，得到实际观测量和计算观测量，从而得到观测残差，基于观测残差计算航天器的最佳初始状态向量，反演得到修正后的平均大气阻尼参数，并根据航天器回归特性建立轨迹环参考基准序列，基于修正后的平均大气阻尼参数及状态运动方程用于轨迹网预报中，以提升预报精度；并判断是否进入区间粗筛计算阶段，得到控制量粗筛区间，进行迭代寻优最优控制量，自动给出满足轨迹网西边界到达指定范围的控制策略。
下面通过以下实施例对本公开做进一步阐述。
假设三颗不同轨迹环约束的卫星，西边界轨迹偏差设置为保持环约束的40％，详见表1。利用本文给出的控制寻优算法进行控制量计算，给出实施过程。
表1三颗卫星轨道高度及保持环约束
步骤一：控制目标及初值计算
(1)根据表1中三颗卫星保持环约束，及定制化系数，可计算本次自动给出的卫星西边界值kλf分别为-1.12千米，-4千米，-8千米，收敛误差为4％。
(2)计算卫星轨道半长轴平均衰减值
利用公式1，根据三颗卫星轨道半长轴、保持环约束，得出三颗卫星控制量迭代计算的初值，分别为72.76米，142.86米，502.11米。
步骤二：确定平均大气阻尼系数
(1)下载卫星精密轨道，生成GPS伪观测数据；
(2)以精密轨道第一点星历数据为初始轨道，对其进行轨道改进，求解平均大气阻尼系数。三颗卫星平均大气阻尼系数分别为2.04，1.89，2.37。
步骤三：建立轨迹环参考基准序列
(1)根据三颗卫星的回归天数、回归圈数，利用公式6计算卫星的相邻两轨之间星下点间隔
三颗卫星相邻两轨之间星下点间隔
分别为0.01038、0.007、0.01038。
(2)根据卫星轨道开普勒平根，利用公式3、4建立三颗卫星标称轨迹参考经度序列(ti,λi)。
步骤四：控制量区间粗筛与计算
(1)区间粗筛判断。以精密轨道预报模型对航天器进行轨迹预报，计算三颗卫星启控时刻星下点轨迹偏差经度为λ1，分别为2484米、9125米、19362米，若λ1＞kλf，进入区间粗筛计算阶段。
(2)区间粗筛计算。以三颗卫星控制量初值Δa0进行指定时间段内轨迹环预报，以时间为自变量、轨迹经度偏差为变量进行数据拟合，极值点Δλ1分别为2172米、6801米、19022米。由于Δλ1-kλf＞0，则继续以Δa1＝2Δa0进行指定时间段内轨迹环预报，极值点Δλ2分别为-6518米、-33462米、-25657米。由于(λi+1-kλf)(λi-kλf)＜0，则可确定出三颗卫星控制量粗筛区间分别[Δa0,Δa1]。
步骤五：控制量迭代寻优计算
控制量粗筛区间[Δai,Δai+1]为初始门限，以(Δai+1-Δai)/2为控制量进行轨迹预报，计算轨迹偏差极值点Δλ1′，若Δλ1′-kλf＞0，则控制量门限缩小至[(Δai+1-Δai)/2,Δai+1]，若Δλ1′-kλf＜0，则控制量门限缩小至[Δai,(Δai+1-Δai)/2]，给定误差门限ε，迭代计算搜索，直到abs(λi′-kλf)＜ε时，停止计算，得到优化控制量Δaopm。三颗卫星具体迭代收敛过程见表2-表4，三颗卫星的控制量自动迭代收敛过程见图2，三颗卫星的轨迹偏差自动迭代收敛过程见图3。
表2.SAT-1迭代收敛过程
表3.SAT-2迭代收敛过程
| 迭代次数 | 进度 | 控制量(m) | 偏差极值(m) |
| 1. | 区间粗筛判断 | 0 | 9125 |
| 2. | 区间粗筛计算 | 142.86 | 6801 |
| 3. | 区间粗筛计算 | 285.72 | -33462 |
| 4. | 控制寻优模块 | 214.29 | -6112 |
| 5. | 控制寻优模块 | 178.58 | 1843 |
| 6. | 控制寻优模块 | 196.44 | -1802 |
| 7. | 控制寻优模块 | 205.36 | -3842 |
| 8. | 控制寻优模块 | 209.82 | -4974 |
| 9. | 控制寻优模块 | 207.59 | -4974 |
| 10. | 终止门限 | 206.48 | -4131 |
表4.SAT-3迭代收敛过程
本领域技术人员在考虑说明书及实践这里公开的发明后，将容易想到本公开的其它实施方案。本申请旨在涵盖本公开的任何变型、用途或者适应性变化，这些变型、用途或者适应性变化遵循本公开的一般性原理并包括本公开未公开的本技术领域中的公知常识或惯用技术手段。说明书和实施例仅被视为示例性的，本公开的真正范围和精神由所附的权利要求指出。
Claims (10)
1.一种定制化保持环约束下控制量自动计算方法，其特征在于，该方法包括：
确定航天器轨道保持环的西边界值，并计算航天器轨道半长轴的控制量初始值；
将预设时间内的精密星历数据作为伪观测数据，对航天器轨道进行改进，得到修正后的平均大气阻尼系数；
根据航天器回归特性建立轨迹环参考基准序列；其中，所述回归特性包括回归天数和回归圈数，所述轨迹环参考基准序列包括：时间和经度；
根据修正后的平均大气阻尼系数以及航天器在惯性参考系下的状态运动方程对所述航天器进行轨迹预报，并判断是否进入区间粗筛计算阶段；
若进入所述区间粗筛计算阶段，则确定出航天器轨道半长轴的控制量粗筛区间；
基于所述控制量粗筛区间，进行迭代寻优航天器轨道半长轴的最优控制量。
2.根据权利要求1所述定制化保持环约束下控制量自动计算，其特征在于，所述航天器轨道半长轴的控制量初始值为：
其中，Δa0为航天器轨道半长轴的控制量初始值，λf为航天器轨道保持环的西边界值，a为航天器轨道半长轴，
为航天器轨道半长轴平均衰减值，Re为地球半径，π为圆周率。
3.根据权利要求2所述定制化保持环约束下控制量自动计算方法，其特征在于，所述航天器在惯性参考系下的状态运动方程为：
其中，X为待改进的n维状态向量，且所述状态向量由航天器位置、速度、大气阻尼系数和动力学模型参数构成，t为航天器的运动时间，F为状态向量X的n维非线性函数，t0为航天器初始状态的运
动时间，X0为状态向量在t0时刻的值；
所述实际观测量为：
其中，ti为航天器运动的某时刻，Xi为ti时刻航天器的状态向量，Yi为ti时的实际观测量，G(Xi,ti)为观测向量的n维非线性函数，
为由初始状态X0出发，在状态运动方程下计算的ti时的计算观测量，εi为随机噪声。
4.根据权利要求3所述定制化保持环约束下控制量自动计算方法，其特征在于，所述轨迹环参考基准序列中的时间和经度分别为：
其中，D为回归天数，t1′为航天器第一圈过标称靶标点时间，ti′为航天器第i圈过标称靶标点时间，λ0为轨迹靶标点，λ1为航天器第一圈过标称靶标点经度，J2常数，cosi为轨道倾角，
ΔL为回归周期内连续两轨之间的角距，
为相邻两轨之间的角距，T为轨道运动的交点周期。
5.根据权利要求4所述定制化保持环约束下控制量自动计算方法，其特征在于，所述根据大气阻尼系数及轨迹环参考基准序列对航天器进行轨迹预报，并判断是否进入区间粗筛计算阶段的步骤中包括：
根据修订后的大气阻尼系数预报航天器的位置，并将该位置转化为星下点，并根据轨迹环参考基准序列计算启控时刻星下点的轨迹经度偏差，若所述轨迹经度偏差大于目标轨迹环经度，则进入区间粗筛计算阶段。
6.根据权利要求5所述定制化保持环约束下控制量自动计算方法，其特征在于，所述若进入所述区间粗筛计算阶段，则确定出航天器轨道半长轴的控制量区间粗筛的步骤中包括：
以时间为自变量、轨迹经度偏差为变量进行数据拟合，若轨迹经度偏差满足拟合函数，则计算拟合函数最小值。
7.根据权利要求6所述定制化保持环约束下控制量自动计算方法，其特征在于，所述若进入所述区间粗筛计算阶段，则确定出航天器轨道半长轴的控制量区间粗筛的步骤中还包括：
若Δλ1-kλf＞0，则Δa1＝2Δa0，迭代预报轨迹环，直到(Δλi+1-kλf)(Δλi-kλf)＜0则控制量粗筛区间计算结束，控制量粗筛区间为[Δai,Δai+1]，其中，Δλ1为拟合函数最小值，Δa1为第1次迭代半长轴控制量，Δλi为第i次计算的拟合函数最小值，Δλi+1为第i+1次计算的拟合函数最小值，Δai为第i次迭代半长轴控制量，Δai+1为第i+1次迭代半长轴控制量，kλf为目标轨迹环经度，k为保持环定制化系数。
8.根据权利要求7所述定制化保持环约束下控制量自动计算方法，其特征在于，所述若进入所述区间粗筛计算阶段，则确定出航天器轨道半长轴的控制量区间粗筛的步骤中还包括：
若Δλ1-kλf＜0，则Δa1＝0.5Δa0，迭代预报轨迹环，直到(Δλi+1-kλf)(Δλi-kλf)＜0，则控制量粗筛区间计算结束，控制量粗筛区间为[Δai,Δai+1]。
9.根据权利要求8所述定制化保持环约束下控制量自动计算方法，其特征在于，所述基于所述控制量计算区间，进行迭代寻优航天器轨道半长轴的最优控制量的步骤中包括：
将控制量粗筛区间[Δai,Δai+1]作为初始门限，以[Δai,(Δai+1-Δai)/2]为控制量进行轨迹预报，计算轨迹经度偏差极值点Δλ′1，根据所述轨迹经度偏差极值点调整控制量粗筛区间。
10.根据权利要求9所述定制化保持环约束下控制量自动计算方法，其特征在于，所述基于所述控制量计算区间，进行迭代寻优航天器轨道半长轴的最优控制量的步骤中还包括：
若Δλ1′-kλf＞0，则将控制量门限缩小至[(Δai+1-Δai)/2,Δai+1]；
若Δλ1′-kλf＜0，则将控制量门限缩小至[Δai,(Δai+1-Δai)/2]，并给定误差门限ε，迭代计算搜索，直到abs(Δλi′-kλf)＜ε时，停止计算，得到最优控制量Δaopm，其中，a b s是绝对值的意思，Δλi′为进入自动寻优后第i次迭代计算的函数极值。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202211284706.6A CN115610705A (zh) | 2022-10-17 | 2022-10-17 | 一种定制化保持环约束下控制量自动计算方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202211284706.6A CN115610705A (zh) | 2022-10-17 | 2022-10-17 | 一种定制化保持环约束下控制量自动计算方法 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN115610705A true CN115610705A (zh) | 2023-01-17 |
Family
ID=84863997
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202211284706.6A Pending CN115610705A (zh) | 2022-10-17 | 2022-10-17 | 一种定制化保持环约束下控制量自动计算方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN115610705A (zh) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN116430725A (zh) * | 2023-03-24 | 2023-07-14 | 中国西安卫星测控中心 | 一种geo卫星东西控制量优化选取方法 |
-
2022
- 2022-10-17 CN CN202211284706.6A patent/CN115610705A/zh active Pending
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN116430725A (zh) * | 2023-03-24 | 2023-07-14 | 中国西安卫星测控中心 | 一种geo卫星东西控制量优化选取方法 |
| CN116430725B (zh) * | 2023-03-24 | 2024-03-29 | 中国西安卫星测控中心 | 一种geo卫星东西控制量优化选取方法 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN110203422B (zh) | 针对面目标区域探测的快速响应卫星轨道设计方法 | |
| CN111591469B (zh) | 一种低轨星座系统相位保持方法、系统、设备和存储介质 | |
| CN110986974B (zh) | 面向复杂动力学环境的多航天器任务智能规划与控制方法 | |
| CN112257343B (zh) | 一种高精度地面轨迹重复轨道优化方法及系统 | |
| CN111522037B (zh) | 星座同轨道面卫星自主导航方法及导航系统 | |
| CN110378012B (zh) | 一种考虑高阶重力场的严格回归轨道设计方法、系统及介质 | |
| CN109639338B (zh) | 一种适用于通导遥一体化应用的全球覆盖星座的设计方法 | |
| US8783620B2 (en) | Method and system for controlling a set of at least two satellites adapted to provide a service | |
| CN110855344A (zh) | 一种基于基准卫星的相位维持方法 | |
| CN110429974B (zh) | 基于回归轨道星座的快速对准方法和装置 | |
| CN115610705A (zh) | 一种定制化保持环约束下控制量自动计算方法 | |
| CN109656133B (zh) | 一种针对空间走廊跟踪观测的分布式卫星群优化设计方法 | |
| CN115015983B (zh) | 光学遥感星座的长期在轨维持方法 | |
| CN110765504A (zh) | 航天器环月轨道交会对接的轨道设计方法 | |
| CN112649006A (zh) | 一种太阳同步圆轨道的轨道规划方法 | |
| CN114777567B (zh) | 运载火箭奔火发射多轨道设计方法及奔火发射控制方法 | |
| CN103235870B (zh) | 兼顾多任务高度的太阳同步轨道倾角偏置方法 | |
| CN113525721A (zh) | 卫星轨道变换方法、装置、电子设备及存储介质 | |
| CN114394260B (zh) | 地球同步卫星小推力南北保持控制解析计算方法 | |
| CN110053788B (zh) | 一种考虑复杂摄动的星座长期保持控制频次估计方法 | |
| CN111268177A (zh) | 一种静止轨道卫星分散式闭环自主位置保持控制方法 | |
| CN116424576B (zh) | 基于基准构型动态确定策略的星座构型保持方法及系统 | |
| CN109606739A (zh) | 一种探测器地月转移轨道修正方法及装置 | |
| Demcak et al. | Navigation design and operations of MAVEN aerobraking | |
| Lin et al. | Multi-target ground-track adjustment with a single coplanar impulse |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination |